Конструктивные элементы, узлы и вспомогательные устройства: ..для осевых насосов и вентиляторов – F04D 29/52

Описан корпус осевого компрессора двигателя летательного аппарата, противостоящий титановому пожару. Выполняют комбинированный корпус, в котором несущую конструкцию для неподвижных лопаток выполняют в виде моноблочной детали из титана или титанового сплава, и в качестве средств тепловой защиты она содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран из жаростойкого сплава, невоспламеняемого от горящего титана. Экран неподвижно соединен с моноблочной деталью при помощи средств крепления, которые расположены вместе с экраном таким образом, чтобы вместе образовать внутреннюю стенку, ограничивающую наружный контур канала воздушного потока компрессора. Достигается меньшая масса корпуса при высокой защите от титанового пожара. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Корпус (5) для ротора турбокомпрессора, в частности для вентилятора турбореактивного двигателя. Корпус содержит периферийный бандаж (6), формирующий кольцевой зажим вокруг корпуса. Указанный бандаж имеет по меньшей мере одну монтажную проушину или фланец для крепежа оборудования. Бандаж (6) может быть выполнен в форме полосы, имеющей возможность замыкания (9, 10) с самой собой (7, 8). Таким образом, предложенный периферийный бандаж, окружающий корпус вентилятора, может быть использован для поддержки крепежных элементов и фланцев для вспомогательных механизмов гондолы или турбореактивных двигателей, предназначенных для крепления к указанному корпусу. Таким образом, указанный корпус может быть сразу выполнен с возможностью приема определенных специально для этого предназначенных средств крепления бандажа и не будет нуждаться в конструктивных изменениях для непосредственной установки проушин и фланцев, относящихся к вспомогательному оборудованию. Кроме того, в случае добавления проушин или фланцев, эти элементы могут быть легко добавлены к бандажу без риска нарушения целостности корпуса добавлением новых средств крепления. В случае повреждения или износа бандажа, проушин или фланцев, замена этих элементов значительно упрощена. 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

Кожух для рабочего колеса турбомашины содержит внутреннюю стенку, которая является по существу цилиндрической вокруг оси кожуха и содержит множество окружных канавок. Каждая канавка имеет по существу постоянное сечение в осевой плоскости сечения. Площадь сечения окружных канавок уменьшается от входа к выходу от первой канавки к последней канавке. Благодаря такой конструкции кожуха обеспечивается оптимизация кпд рабочего колеса и увеличение запаса по помпажу. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к энергетическому гидромашиностроению. Агрегат содержит в едином жестком наружном корпусе насосы первого и второго подъема конденсата. Наружный корпус и все заключенные в нем узлы выполнены центрально-симметричными относительно фиксированной вертикальной оси. Наружный корпус эллиптическиподобной формы выполнен с герметичной крышкой. Камера всасывания с дном на уровне дна конденсатора имеет в боковых стенках окна поступления конденсата. В камере подпорного давления размещены в четном количестве идентичные вертикальные низкооборотные и низконапорные осевые полирядные насосы первого подъема с односторонним поступлением конденсата и идентичные горизонтальные высокооборотные и высоконапорные осевые полирядные насосы второго подъема с двухсторонним поступлением конденсата и выходом в патрубки нагнетания симметричных камер напорного давления. Во всех насосах рабочие колеса и направляющие аппараты выполнены мультипланными с числом решеток лопастей рабочих соответственно от двух до пяти и от одной до трех. Первые решетки лопастей рабочих колес спрофилированы в виде усеченных шнеков. Рабочие колеса и направляющие аппараты совместно со своими корпусами выполнены в виде единых картриджей, разъемно и герметично встраиваемых в наружный корпус агрегата. Изобретение направлено на повышение антикавитационных качеств, надежности и ресурса агрегата. 5 ил.

Изобретение относится к вентиляторостроению и позволяет при его использовании обеспечить расширение области устойчивой работы и промышленного использования вентилятора путем уменьшения вращающегося срыва в его лопаточных венцах. Указанный технический результат достигается в диагональном вентиляторе, содержащем корпус конической формы, рабочее колесо с конической втулкой и с лопатками, обтекатель, лопаточный спрямляющий аппарат, причём соотношение углов конусности втулки и корпуса составляет 1,33-1,28. 3 ил.

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает наружный и внутренний корпуса, соединенные между собой упругими элементами, причем наружный корпус выполнен цельным. Между корпусами расположены передняя и задняя полости обдува, а между полостями обдува выполнена полость отбора с окнами отбора. Наружная стенка задней полости обдува совмещена с упругим элементом. В полости отбора выполнено кольцо цельным с упругим элементом и наружным корпусом. Изобретение позволяет повысить надежность, коэффициент полезного действия и ресурс двигателя, а также снизить его массу и стоимость изготовления. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении турбовентиляторных двигателей. Лопаточное устройство содержит корпус со слоями композиционно-волокнистого материала, ротор с лопатками и уловитель лопаток. Часть слоев корпуса выполнена из тканого материала с S-образными перегибами в тангенциальном направлении. Предпочтительно S-образные перегибы расположены под углом, приближенным к углу установки лопаток. Изобретение позволяет повысить надежность корпуса за счет тормозящего воздействия S-образных перегибов на оторвавшиеся части ротора. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к области энергетического машиностроения, может быть использована при производстве авиационного газотурбинного двигателя и обеспечивает снижение веса корпуса вентилятора, надежную баллистическую защиту корпуса вентилятора авиадвигателя и удержание обломка лопатки(лопаток) и фрагментов разрушения корпуса. Указанный технический результат достигается в защитной оболочке корпуса вентилятора авиационного газотурбинного двигателя, включающей слои разрушения и слои сдерживания, выполненные из арамидной ткани и закрепленные на корпусе вентилятора, причем слои разрушения и слои сдерживания содержат слои препрега из технической ткани поверхностной плотностью 145 г/м² с разрывной нагрузкой не менее 3500-4000 Н по утку и основе или ткань поверхностной плотностью 350 г/м² с разрывной нагрузкой не менее 6350 Н по утку и основе из арамидных нитей, на поверхность которой нанесен слой эластичного связующего, при этом вся оболочка на корпусе закреплена с помощью клея, а с внешней стороны защищена слоем гидроизоляционного материала, обладающего повышенной прочностью и термостойкостью, а также в способе изготовления защитной оболочки корпуса вентилятора авиационного газотурбинного двигателя, включающем раскрой полос из ткани, изготовление препрега напылением на поверхность ткани эластичного связующего, намотку ленты, полотна и слоев препрега из арамидной ткани на металлический корпус вентилятора с последующей полимеризацией или сушкой в печи и опрессовкой для уплотнения слоев ткани и склеивания слоев препрега. 2 н. и 4 з.п. ф-лы. 2 ил.

Изобретения относятся к устройствам для осевой транспортировки жидкостей тела, таких чувствительных к воздействию как кровь. Устройство состоит из трубчатого полого корпуса (К), в котором соосно установлен нагнетающий элемент, приводимый во вращение статором двигателя и имеющий роторные лопасти. Перед нагнетающим элементом и после него установлены неподвижные входное и выходное направляющие устройства. Устройство содержит входную и выходную зоны, расположенные вблизи К. Во входной зоне вблизи К расположено входное колено, имеющее угол входного изгиба и поперечное сечение, уменьшающееся в направлении к входному направляющему устройству. В выходной зоне вблизи К расположено выходное колено, имеющее угол выходного изгиба. По меньшей мере, участки входного и выходного колен выполнены из гибкого материала. Изобретения направлены на то, чтобы выполнить входную и выходную зоны осевого насоса таким образом, что даже при изменении направления потока, предусмотренном в этих зонах, срыва потока не происходило, а сохранялся в основном невозмущенный профиль потока. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения, в том числе для механического привода и для привода электрогенераторов. Технический результат заключается в повышении надежности и снижении осевых габаритов компрессора при минимальных гидравлических потерях отбираемого воздуха. В компрессоре газотурбинного двигателя, включающем статор с направляющими лопатками, а также наружный и внутренний корпусы компрессора, образующие между собой кольцевую замкнутую полость отбора воздуха из компрессора, соединенную каналами с проточной частью компрессора, согласно изобретению каналы выполнены наклонными по потоку воздуха в проточной части компрессора и смещены преимущественно в сторону выходной кромки направляющей лопатки, число каналов равно числу направляющих лопаток данной ступени, оси симметрии каналов параллельны осям симметрии замковых соединений направляющих лопаток и расположены на равных расстояниях от них, а передняя по потоку воздуха стенка канала выполнена со стороны проточной части с наклонным по потоку воздуха входным участком, причем / =3...8 и Б/В=5...10, где - угол наклона стенки входного участка к стенке статора, образующей проточную часть компрессора между направляющими лопатками; - угол наклона оси канала к стенке статора, образующей проточную часть компрессора между направляющими лопатками; Б - хорда направляющей лопатки; В - расстояние между выходной кромкой направляющей лопатки и задней по потоку стенкой канала со стороны проточной части компрессора. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации турбовентиляторных двигателей. Корпус вентилятора авиационного двигателя, содержащий оболочку из композиционного материала, зоны крепления с сопрягаемыми узлами и агрегатами, выполнен цельным по длине и многослойным по толщине из чередующихся спиральных слоев органожгута и пакетов органоткани на эпоксидном связующем, при этом в зоне расположения лопаток спиральные слои и тканевые пакеты многократно чередуются друг с другом, а внутренний и наружный слои выполнены спиральными, торцевые зоны усилены тканевыми пакетами, которые закреплены кольцевыми слоями и в них размещены элементы штифто-болтового соединения. Изобретение позволяет обеспечить выполнение требований международных норм по обеспечению надежности и безопасности полета самолета за счет удержания оторвавшейся лопатки или ее фрагмента корпусом вентилятора. 1 ил.

Изобретение относится к области конструирования газотурбинных двигателей, преимущественно конструированию узла направляющего аппарата осевого компрессора. Предлагаемый направляющий аппарат содержит радиально расположенные лопатки 1, выполненные заодно с полками 2, которые соединяются в кольцо при помощи пайки встык по боковым поверхностям полок 2. Для усиления конструкции на торцах 4 полок 2 лопаток 1 со стороны передней и задней кромок пера выполняются пазы, в которые впаиваются усиливающие кольца 5. Для дополнительного облегчения конструкции в средней части полок 2 лопаток 1 в промежутке между усиливающими кольцами 5 могут быть выполнены выемки, за счет чего достигается уменьшение общей массы направляющего аппарата. Предлагаемая конструкция обеспечивает уменьшение габаритных размеров и массы направляющего аппарата. При этом пайка полок лопаток по боковым поверхностям обеспечивает герметичность стыка между лопатками, что исключает перетекание воздуха между лопатками и способствует увеличению КПД ступени. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к компрессорам двухконтурных турбореактивных двигателей с широкохордными рабочими лопатками. Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя содержит силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, выходные кромки которых соединены кольцевым разделителем контуров двигателя. Разделитель контуров выполнен в виде кольцевого обтекателя, образованного двумя коническими обечайками, в полости которого установлена кольцевая перегородка. Кольцевая перегородка образована коническими поверхностями, эквидистантными наружной и внутренней поверхностям обтекателя, и образует с последним замкнутую полость. Замкнутая полость разделена кольцевыми и радиальными перегородками на отдельные полости, каждая из которых сообщена с полостью компрессора, по меньшей мере, одним отверстием. Изобретение позволяет уменьшить амплитуду колебаний давления в газовоздушном тракте компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя. 5 ил.